一种机载多通道可拓展的分布式航空结构寿命监控装置的制作方法

本发明涉及航空结构健康监测、疲劳寿命监控技术领域，特别地，涉及一种机载分布式、多通道航空结构疲劳关键件在线寿命监控装置。

背景技术

随着高性能飞机制造成本的增加，对飞机疲劳寿命监控的精准性要求也随之提高。基于各类传感器、自动化、信息化技术的航空结构关键件疲劳损伤识别与实时寿命监控技术成为各国飞机延寿的研究重点。

针对航空结构疲劳关键部件实时在线寿命监控的需求，发明了一种机载多通道、可扩展的分布式结构寿命在线监控装置。该装置基于can总线分布式通信网络技术、应变传感器测量技术、嵌入式软硬件控制技术以及结构疲劳寿命预测方法构建。该监控装置的发明为航空结构及飞机疲劳寿命在线监控提供了一套高实时性与可靠性、轻量化、易扩展的新型机载监控技术手段。

技术实现要素：

本发明的目的是提出一种机载多通道、可拓展的分布式航空结构寿命在线实时监控装置。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案为一种机载多通道可拓展的分布式航空结构寿命监控装置，基于can总线分布式通信网络技术、应变传感器测量技术、嵌入式软硬件控制技术以及结构疲劳寿命预测方法构建。

本发明采用的技术方案架构与工作原理如图1所示，该系统由主监控器模块、can总线通信网络、各子节点控制模块以及应变传感器组成。该航空结构寿命监控装置采用模块化思想构建软硬件监控平台，17路应变传感器通过多通道数据接口与各子节点控制模块连接，各子节点控制模块通过can总线通信网络与主监控器模块连接在一起，主监控器模块与各子节点控制模块通过can总线通信网络构成分布式监控网络；主监控器模块作为主控节点，与各子节点控制模块采取一对多的点对点双向通信。主控节点与各子节点控制模块均采用自带can收发控制器的嵌入式微处理器。整个监控网络最多可扩展至256个监控节点，分别安装于飞机机体结构疲劳关键件的机身、机翼、尾翼、起落架，对各个监控结构危险部位的应变进行监测。每个子节点控制模块包括17路应变传感器数据采集输入通道，每个应变传感器负责采集机体结构疲劳关键件一个方向或轴上的应变数据历程，针对实际监测结构的需要，能够将任意其中三个应变传感器构建成三轴45度的应变花传感器组，以获得机身、机翼、尾翼、起落架监测部位在随机多轴受载状态下的多轴应变数据信息。

主监控器模块基于宇航级嵌入式处理器硬件平台构建，具体如图2所示。主监控器模块包括嵌入式mcu单元、can收发控制器、数据存储模块、人机交互模块、电压转换模块和报警模块。电压转换模块与嵌入式mcu单元、can收发控制器、数据存储模块、人机交互模块、报警模块相连接，将机载电源提供的宽电压转换为主监控器模块所需要的电压。嵌入式mcu单元作为主监控器模块数据处理的核心模块，分别与can收发控制器、数据存储模块、人机交互模块、报警模块连接并进行数据通信。can收发控制器与嵌入式mcu单元的can接口引脚连接，数据存储模块与嵌入式mcu单元的并行总线接口引脚连接，报警模块和人机交互模块分别通过串行总线与嵌入式mcu单元的i2c接口引脚连接。mcu单元采用高性能32位powerpc架构嵌入式微控制器，内嵌实时linux嵌入式系统；人机交互模块采用军工级电容触摸屏，与运行于主监控器模块的航空结构寿命监控软件系统结合，实现疲劳关键件结构寿命的实时监测、数据显示、损伤识别、寿命预测、语音故障报警、安全飞行提醒功能，实现航空结构疲劳关键件在线寿命实时监控。

分布式航空结构关键件疲劳寿命在线监控装置各子节点均采用相同的硬件监控模块，如图3所示，其中主要模块包括信号采集与调理转换模块、子节点mcu单元、子节点can收发控制器、子节点电压转换模块等。子节点电压转换模块与信号采集与调理转换模块、子节点mcu单元、子节点can收发控制器相连接，将机载电源提供的宽电压转换为子节点控器模块所需要的电压。子节点mcu单元分别与子节点can收发控制器、信号采集与调理转换模块连接并进行数据通信。子节点can收发控制器与子节点mcu单元的can接口引脚连接，信号采集与调理转换模块通过并行总线与子节点mcu并行接口引脚连接。子节点mcu单元采用stm32嵌入式微处理器，具备多路模数信号处理接口以实现子节点的多通道传感器模拟信号采集、数据实时预处理、以及与主控制器的实时通信及数据传输。

采用分布式工业can2.0-b总线式通讯网络实现航空结构关键件疲劳寿命在线监控装置中各监控节点间数据通讯与传输。考虑机载多节点数据监测的需求以及系统的可扩展性，采用can2.0-b29位扩展帧进行应用层数据协议的定义。应用层通讯协议中标识符的分配至关重要，本装置应用层29位扩展帧标识符的定义如图4所示。其中id29-id20为优先级，id19-id16帧类型，id15-id8为目标节点，id7-id0为源节点，该数据格式的定义能够快速、有效识别多达256个监控节点，有效优先级多达512级，数据帧类别多至16种，足以满足机载在线实时监控的需求，同时具有高扩展性能。

提出的实现航空结构关键件疲劳寿命或损伤计算方法流程图如图5所示，具体包括以下步骤：

步骤1)：单次飞行结束后主控制器监控装置自动从数据库中读取实时存储的本次起落中监测节点的多轴应变随机载荷历程；

步骤2)：采用本发明中提出的循环计数方法确定本次起落中随机多轴载荷历程的所有半循环并计算应力载荷历程。本发明中的多轴随机循环计数方法算法流程图如图6所示；

步骤3)：利用多轴应变权函数方法确定临界面，并计算半循环中临界面的最大剪应变幅、正应变历程、法向平均应力；

步骤4)：半循环损伤计算及miner损伤累积。应用本发明中提出的基于损伤模型决策的多轴疲劳损伤预测方法估算该半循环产生的疲劳损伤。本发明中提出的基于损伤模型决策的多轴应力疲劳损伤估算方法的算法流程图如图7所示；

步骤5)：装置自动判断本次起落所有循环计数半循环是否全部被计数，如果不是最后一个半循环计数则重复步骤2)3)4)，否则本次起落损伤或寿命计算完成。

附图说明

图1航空结构寿命实时监控装置架构图；

图2子节点控制模块结构示意图；

图3主控制器模块结构示意图；

图4可扩展航空结构寿命监控装置can通信网络协议定义；

图5航空结构寿命或损失计算方法流程图；

图6基于加载路径的循环计数方法算法流程图；

图7多轴应力损伤模型决策的损伤预测算法流程图；

图8航空结构寿命监控装置实施例中监控设备安装示意图；

具体实施方式

本发明提出了一种机载分布式、多通道、可扩展的航空结构关键件疲劳寿命在线实时监控装置。以某型飞机左右主起落架梁结构疲劳寿命在线实时监控为例，结合说明书附图1-8对本发明中技术方案、主控制器模块硬件平台、子节点控制模块硬件平台、结构寿命在线计算方法的具体实施方式作进一步阐述如下：

图1为本发明采用的技术方案结构示意图，该系统由主监控器模块、can总线通信网络、各子节点控制模块以及应变传感器组成。针对某型飞机左右主起落架梁结构疲劳寿命在线实时监控的实际需求，实施例中的各监控硬件模块安装示意图如图8所示。

实施例中主监控器模块m0安装于驾驶舱内，主监控器模块基于宇航级嵌入式处理器硬件平台构建，具体如图2所示。其主要模块包括嵌入式mcu单元、can收发控制器、数据存储模块、人机交互模块、电压转换模块、报警模块。电压转换模块与嵌入式mcu单元、can收发控制器、数据存储模块、人机交互模块、报警模块相连接，将机载电源提供的宽电压转换为主监控器模块所需要的电压。嵌入式mcu单元作为主监控器模块数据处理的核心模块，分别与can收发控制器、数据存储模块、人机交互模块、报警模块连接并进行数据通信。can收发控制器与嵌入式mcu单元的can接口引脚连接，数据存储模块与嵌入式mcu单元的并行总线接口引脚连接，报警模块和人机交互模块分别通过串行总线与嵌入式mcu单元的i2c接口引脚连接。mcu单元采用高性能32位powerpc架构嵌入式微控制器，内嵌实时linux嵌入式系统，人机交互模块采用军工级电容触摸屏，与运行于主监控器模块的航空结构寿命监控软件系统结合，实现疲劳关键件结构寿命的实时监测、数据显示、损伤识别、寿命预测、语音故障报警、安全飞行提醒等功能，实现航空结构关键件疲劳寿命在线实时监控。

实施例中的左主起落架梁的子节点控制模块为m1，右主起落架梁的子节点控制模块为m2，m1、m2子节点控制模块均安装于机体结构内部。子节点控制模块硬件组成如图3所示，其中主要模块包括信号采集与调理转换模块、子节点mcu单元、子节点can收发控制器、子节点电压转换模块。子节点电压转换模块与信号采集与调理转换模块、子节点mcu单元、子节点can收发控制器相连接，将机载电源提供的宽电压转换为子节点控器模块所需要的电压。子节点mcu单元分别与子节点can收发控制器、信号采集与调理转换模块连接并进行数据通信。子节点can收发控制器与子节点mcu单元的can接口引脚连接，信号采集与调理转换模块通过并行总线与子节点mcu并行接口引脚连接。子节点mcu单元采用stm32嵌入式微处理器，具备多路模数信号处理接口以实现子节点的多通道传感器模拟信号采集、数据实时预处理、以及与主控制器的实时通讯及数据传输。

实施例中监控器模块m0、左主起落架梁子节点控制模块m1以及右主起落架梁子节点控制模块m2通过can总线通信网络连接在一起，构成一个由3节点组成的分布式监控网络。左、右主起落架梁疲劳危险部位附近各粘贴17个应变传感器，其中五组为由三个通道的应变传感器构成的三轴45度应变花传感器组，分别与子节点控制模块m1、m2的多通道数据采集接口相连接，其实施结构示意图如图8所示。监控系统上电运行时，主监控器模块m0首先进行自检，并通过can通信网络分别向子节点控制模块m1、m2发送远程控制帧，并根据各子节点返回的命令信息以确认子节点控制模块m1、m2是否正常工作。当系统出现硬件故障时及时通过主监控器报警模块向用户发出提醒信息。待系统各部分功能正常工作时，子节点控制模块m1、m2分别实时采集各应变传感器的信号并将其转化为数字信号，并通过子节点控制模块的can收发控制器模块将应变数据及时上传至监控网络中。主监控器模块根据各子节点应变数据信息的id标识符及时通过主监控器模块的can收发控制器接收并将数据信息存储至主控制器，同时通过显示模块动态实时的向用户显示整个数据监测过程。主监控器对接收到的应变数据信息按照单次起落计算所监控结构部件的损伤或寿命，其主要方法及实施步骤包括：

实施步骤1：单次飞行结束后主控制器监控装置自动从数据库中读取实时存储的本次起落中监测节点的多轴应变随机载荷历程；

实施步骤2：采用本发明中提出的循环计数方法确定本次起落中随机多轴载荷历程的所有半循环并计算应力载荷历程。本发明中的多轴循环计数方法算法流程图如图6所示。

实施步骤3：利用多轴应变权函数方法确定临界面，并计算半循环中临界面的最大剪应变幅、正应变历程、法向平均应力；

实施步骤4：半循环损伤计算及miner损伤累积。应用本发明中提出的基于损伤模型决策的多轴疲劳损伤估算方法估算该半循环产生的疲劳损伤。本发明中提出的基于损伤模型决策的多轴应力疲劳损伤估算方法的算法流程图如图7所示；

实施步骤5：装置自动判断本次起落所有循环计数半循环是否全部被计数，如果不是最后一个半循环计数则重复步骤2)3)4)，否则本次起落损伤或寿命计算完成。